EP1445194B1 - Lance-missile à patins d'éjection - Google Patents

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EP1445194B1
EP1445194B1 EP04076053A EP04076053A EP1445194B1 EP 1445194 B1 EP1445194 B1 EP 1445194B1 EP 04076053 A EP04076053 A EP 04076053A EP 04076053 A EP04076053 A EP 04076053A EP 1445194 B1 EP1445194 B1 EP 1445194B1
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EP
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missile
rod
actuator
skids
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EP04076053A
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EP1445194A1 (fr
Inventor
Antoine Grandinetti
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
MBDA France SAS
Original Assignee
MBDA France SAS
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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D7/00—Arrangements of military equipment, e.g. armaments, armament accessories, or military shielding, in aircraft; Adaptations of armament mountings for aircraft
    • B64D7/08—Arrangements of rocket launchers or releasing means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41F—APPARATUS FOR LAUNCHING PROJECTILES OR MISSILES FROM BARRELS, e.g. CANNONS; LAUNCHERS FOR ROCKETS OR TORPEDOES; HARPOON GUNS
    • F41F3/00—Rocket or torpedo launchers
    • F41F3/04—Rocket or torpedo launchers for rockets
    • F41F3/06—Rocket or torpedo launchers for rockets from aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a missile launcher intended to be mounted on an aircraft, of the type comprising means to remove the missile from the aircraft before ignition of the missile thruster, means exerting, on the missile, a force tending to drive him away from the aircraft.
  • EP-A-0 192 579 describes such a missile launcher comprising, on a support structure, means disarmable missile attachment, a support pad on the missile connected to the support structure by connecting rods articulated to form a quadrilateral deformable, close to a parallelogram, and means to fluid pressure to successively disarm the hooking means and control the rods in a meaning causing the missile to push by the pad, this last having sufficient length to fix no only the distance between the missile and the aircraft but also the angular orientation of the missile.
  • This provision aims to fix the position and angular velocity of the missile in pitch when it escapes the thrust of the pad.
  • US-A-4,008,645 discloses a missile launcher according to the preamble of claim 1.
  • the invention aims to provide a missile launcher of the type known from US-A-4,008,645 and showing performance higher than those of previously known devices, while having a small footprint.
  • the invention proposes a missile launcher according to the characterizing part of claim 1.
  • optional additional features are defined in the dependent claims 2 to 7.
  • the above arrangement allows the skates to be placed at great distance from each other and to fix the position and the angular velocity of the missile precisely. By elsewhere, it leaves a lot of freedom in the orientation of the actuator and makes it easy to congestion constraints.
  • missile must be understood in a sense broad and as indicating any charge intended to be ejected from an aircraft to take a clean trajectory, to which must be given initial orientation determined.
  • the invention also aims, in a complementary manner, at provide a missile launcher of the type limit or even control his efforts on the missile during ejection.
  • the invention proposes a missile launcher with, on its linkage or on the actuator, brake means exerting a force adjustable or slave, antagonistic to that of the actuator.
  • the missile launcher whose diagram is given in Figure 1 is supported by a support structure schematized by the anchor points 10.
  • This support structure is planned to be attached to the frame of a cargo aircraft.
  • She usually includes, in addition to the schematized organs on FIG. 1, a hooking rail intended to receive fittings that is provided with the missile 12 to eject.
  • the shape of represented missile is that of a self-propelled craft, but the invention is applicable to any other type of load, in particular to any missile, whether propelled or not, whether he is guided or not.
  • the device comprises an actuator 14 whose mode embodiment shown in FIG. 1 is constituted by a cylinder having a fixed body 16 and a piston 18 fixed to a stem 30.
  • the device also includes a rod 20 of motion transmission guided by a module 22 attached to the support structure, and which will be seen later than this module 22 can perform a braking or damper function in addition to its guiding function.
  • the rod 20 belongs to a linkage intended to move the ejection pads 24 from an initial position to the position of FIG. 1, when the actuator 14 is implemented.
  • This linkage comprises, for each shoe 24, a connecting rod 26a or 26b. Respective axes connect one end of each rod to the rod 20 and the other end of the same rod to one of the pads 24.
  • the ends of a rod 28a are connected to an intermediate point of the rod 26a, the other at one of the fixed points 10.
  • a link 28b is associated in the same way to the connecting rod 26b.
  • the connecting rods 26a and 26b are of the same length, as well as the rods 28a and 28b. But these lengths can be slightly different, when one wishes to print a movement of missile pitching at the moment of his release.
  • the operation of the missile launcher is as follows.
  • the cylinder 14 When the cylinder 14 is energized, upon release of the missile, it moves the rod 20 in the direction indicated by the arrow f 1 .
  • the linkage transforms the movement of the piston 18, in a direction perpendicular to the orientation, at least initial, of the axis of the missile 12, in a displacement of the pads 24 in the direction indicated by the arrows f2.
  • the forces thus exerted progressively repel the missile 12 which separates from the pads 24 when the jack 14 reaches the end of the stroke (FIG. 1).
  • the missile has a speed away from the aircraft in the direction indicated by the arrow f 3 .
  • the connecting rods 26a and 26b constitute, with the rod 20 and the support plane skates 24 on the missile 12, a parallelogram deformable giving no pitch speed to the missile 12. But, for example by giving the rods 28a and 28b different lengths, it is possible to print at missile a pitching speed that moves it away from the plane. In all cases, the angular orientation in pitch of the missile, when skates 24 reach the end of their race, depends only on the linkage.
  • FIG. 1 The embodiment shown in FIG. 1 is such that the jack 14 is disposed orthogonally to the axis of the missile 12.
  • the motion transmission rod 20 is not connected to the piston 18. It simply connects the ends of the connecting rods 26a and 26b.
  • the piston 18 is connected to one of the skates 24 (the rear skate in the case of the figure 1).
  • the linkage forces the connecting rod 26a to follow the displacement of the connecting rod 26b imposed by the rod 30 of the jack 14.
  • FIG 2 shows a possible embodiment of the missile launcher 25 whose constitution of principle is shown in Figure 1. Again, the same numbers of reference are used to designate organs correspondents.
  • Figure 2 shows the tilt axes 34a and 34b rods 28a and 28b on elements of the structure support, still designated by the mark 10.
  • Other axes 36a and 36b connect the rods 26a and 26b to the rod 20 of motion transmission.
  • the missile launcher shown in Figure 1 has a module 22 guide which also provides a braking function of displacement.
  • the jack 14 shown in FIG. 2 is pressurized fluid and fed by a pipe 38.
  • Its stem piston 30 has an ear or clevis 40 crossed by the axis 42 of articulation of the rod 26b.
  • This jack can especially be hydraulic and use the fluid hydraulic high pressure available on an airplane. he can thus be of small diameter while providing a high thrust.
  • the end of the rod 30 may constitute the rear ejection pad, because it is not necessary this pad is articulated on the rod.
  • a braking module 22 Due to the presence of a braking module 22 likely to be enslaved, one can admit the use an actuator whose thrust variation during its stroke is not directly adjustable or adjustable, by example a powder gas actuator.
  • the module 22 comprises a ball-and-socket housing 44 intended for fix it on the support structure.
  • a body damping and guide 46 The rod 20 is guided by bores formed in the bottom of the body 46 and in a shutter 48.
  • the body 46 and the shutter 48 define a separate room in two compartments by a bulge 50 of the rod, forming a piston.
  • the two compartments communicate with each other by a throttle 52 having a passage section adjustable by an organ 54.
  • the circuit comprising both compartments, the throttle body and the lines connect them, constitute a pot dash.
  • throttle bodies with quick adjustment of the section of passage, for example using piezoelectric elements.
  • the control member may be provided to adjust the section of passage according to the signals received by sensors placed on the linkage or skids. Such sensors may be placed in the places indicated by 56a, 56b and 56c in FIG. 2. These sensors can measure the acceleration directly or, in the case of sensors 56a and 56b, be constituted by sensors of force indicating the pressure applied to the body of the missile.
  • FIG. 3 A possible real constitution of the missile launcher is shown in Figure 3, where the organs already represented are still designated by the same reference number.
  • the rods 28a and 28b are shaped fork, so as to leave room for the rod 20 and to present the required rigidity.
  • the rods 26a and 26b are themselves flat and have terminal receiving screeds of the axes 36a and 36b.
  • the skids 24 have a curved shape for better support on the body of the missile.
  • the method of depreciation of the efforts and the accelerations that has just been described is likely to be applied to missile launchers, or more generally to charge ejection devices, having a different from that given for example.
  • the missile launcher that has just been described presents a great ease of adaptation to different carriers and missiles.
  • the change of spacing of the skids implies only the replacement of the transmission rod. he There is great freedom as to the location and the orientation of the actuator.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)

Description

La présente invention a pour objet un lance-missile destiné à être monté sur un aéronef, du type comportant des moyens permettant d'écarter le missile de l'aéronef avant allumage du propulseur du missile, moyens exerçant, sur le missile, une force tendant à le chasser à distance de l'aéronef.
Le document EP-A-0 192 579 décrit un tel lance-missile comportant, sur une structure support, des moyens désarmables d'accrochage du missile, un patin d'appui sur le missile relié à la structure support par des biellettes articulées de façon à constituer un quadrilatère déformable, proche d'un parallélogramme, et des moyens à pression de fluide pour, successivement, désarmer les moyens d'accrochage et commander les biellettes dans un sens provoquant la poussée du missile par le patin, ce dernier ayant une longueur suffisante pour fixer non seulement la distance entre le missile et l'aéronef, mais aussi l'orientation angulaire du missile. Cette disposition vise à fixer la position et la vitesse angulaire du missile en tangage lorsqu'il échappe à la poussée du patin.
Le document US-A-4 008 645 décrit un lance-missile selon le préambule de la revendication 1.
L'invention vise à fournir un lance-missile du type connu par US-A-4 008 645 et présentant des performances supérieures à celles des dispositifs antérieurement connus, tout en ayant un encombrement réduit.
Dans ce but, l'invention propose un lance-missile suivant la partie caractérisante de la revendication 1. Des caractéristiques supplémentaires optionnelles sont définies dans les revendications dépendantes 2 à 7.
La disposition ci-dessus permet de placer les patins à grande distance l'un de l'autre et de fixer la position et la vitesse angulaire du missile de façon précise. Par ailleurs, elle laisse une grande liberté dans l'orientation de l'actionneur et permet de tenir facilement compte des contraintes d'encombrement.
Le terme "missile" doit être entendu dans un sens large et comme indiquant toute charge destinée à être éjectée d'un aéronef pour prendre une trajectoire propre, à laquelle il faut donner une orientation initiale déterminée.
En général deux patins seulement sont prévus ; toutefois trois patins et plus peuvent être utiles pour un missile de grande longueur ou de flexibilité élevée.
L'invention vise également, à titre complémentaire, à fournir un lance-missile du type précité permettant de limiter ou même de contrôler les efforts qu'il exerce sur le missile lors de l'éjection. Dans ce but, l'invention propose un lance-missile comportant, sur sa tringlerie ou sur l'actionneur, des moyens de freinage exerçant une force réglable ou asservie, antagoniste à celle de l'actionneur.
L'emploi d'un asservissement utilisant, comme paramètre d'entrée, le signal fourni par un ou des capteurs placés sur la tringlerie ou les patins permet de contrôler en permanence l'accélération et/ou la force appliquée au missile, de limiter les effets d'impact et les amplifications dynamiques et d'éviter d'exciter des modes propres de vibration.
Les caractéristiques ci-dessus, ainsi que d'autres, avantageusement utilisables en liaison avec les précédentes, mais pouvant l'être indépendamment, apparaítront à la lecture de la description qui suit de modes particuliers de réalisation. La description se réfère aux dessins qui l'accompagnent, dans lesquels:
  • la figure 1 est un schéma qui montre un mode de réalisation dans lequel I'actionneur exerce une poussée dans le sens orthogonal à l'axe du missile,
  • la figure 2 est une vue en coupe suivant un plan de symétrie, d'un lance-missile dont l'actionneur présente la disposition représentée en figure 1;
  • la figure 3 est une vue en perspective du lance-missile de la figure 2, la structure support n'étant pas représentée et l'actionneur étant dans la disposition qu'il présente en fin de course d'éjection.
Le lance-missile dont le schéma est donné en figure 1 est porté par une structure support schématisée par les points d'ancrage 10. Cette structure support est prévue pour être fixée à l'ossature d'un aéronef d'emport. Elle comporte généralement, en plus des organes schématisés sur la figure 1, un rail d'accrochage destiné à recevoir des ferrures dont est muni le missile 12 à éjecter. La forme du missile représenté est celle d'un engin autopropulsé, mais l'invention est applicable à tout autre type de charge, en particulier à tout missile, qu'il soit ou non propulsé, qu'il soit ou non guidé.
Le dispositif comprend un actionneur 14 dont le mode de réalisation montré en figure 1 est constitué par un vérin ayant un corps fixe 16 et un piston 18 fixé à une tige 30.
Le dispositif comprend également une tige 20 de transmission de mouvement guidée par un module 22 fixé à la structure support, et dont on verra plus loin que ce module 22 peut remplir une fonction de freinage ou d'amortisseur en plus de sa fonction de guidage.
La tige 20 appartient à une tringlerie destinée à déplacer les patins d'éjection 24 d'une position initiale à la position de la figure 1,
   lorsque l'actionneur 14 est mis en oeuvre. Cette tringlerie comporte, pour chaque patin 24, une bielle 26a ou 26b. Des axes respectifs relient une des extrémités de chaque bielle à la tige 20 et l'autre extrémité de la même bielle à un des patins 24. Les extrémités d'une biellette 28a sont reliées l'une à un point intermédiaire de la bielle 26a, l'autre à un des points fixes 10. Une biellette 28b est associée de la même façon à la bielle 26b.
Dans le cas illustré sur la figure 1, les bielles 26a et 26b sont de même longueur, ainsi que les biellettes 28a et 28b. Mais ces longueurs peuvent être légèrement différentes, lorsque l'on souhaite imprimer un mouvement de tangage au missile à l'instant de sa libération.
Le fonctionnement du lance-missile est le suivant. Lorsque le vérin 14 est alimenté, dès la libération du missile, il déplace la tige 20 dans la direction indiquée par la flèche f1. La tringlerie transforme le déplacement du piston 18, dans une direction perpendiculaire à l'orientation, au moins initiale, de l'axe du missile 12, en un déplacement des patins 24 dans le sens indiqué par les flèches f2. Les forces ainsi exercées repoussent progressivement le missile 12 qui se sépare des patins 24 lorsque le vérin 14 arrive en fin de course (figure 1). A ce moment, le missile présente une vitesse d'éloignement de l'avion dans la direction indiquée par la flèche f3.
Dans le cas illustré sur la figure I, les bielles 26a et 26b constituent, avec la tige 20 et le plan d'appui des patins 24 sur le missile 12, un parallélogramme déformable ne donnant aucune vitesse de tangage au missile 12. Mais, par exemple en donnant aux biellettes 28a et 28b des longueurs différentes, il est possible d'imprimer au missile une vitesse de tangage qui l'éloigne de l'avion. Dans tous les cas, l'orientation angulaire en tangage du missile, lorsque les patins 24 atteignent la fin de leur course, ne dépend que de la tringlerie.
Le mode de réalisation montré sur la figure 1, est tel que le vérin 14 est disposé orthogonalement à l'axe du missile 12. La tige de transmission de mouvement 20 n'est pas reliée au piston 18. Elle relie simplement les extrémités des bielles 26a et 26b. Le piston 18 est relié à l'un des patins 24 (le patin arrière dans le cas de la figure 1). La tringlerie oblige la bielle 26a à suivre le déplacement de la bielle 26b imposé par la tige 30 du vérin 14.
La figure 2 montre un mode possible de réalisation du lance-missile 25 dont la constitution de principe est montrée en figure 1. De nouveau, les mêmes numéros de référence sont utilisés pour désigner les organes correspondants.
La figure 2 montre les axes 34a et 34b de basculement des biellettes 28a et 28b sur des éléments de la structure support, encore désignée par le repère 10. D'autres axes 36a et 36b relient les bielles 26a et 26b à la tige 20 de transmission de mouvement.
Le lance-missile montré en figure 1 comporte un module 22 de guidage qui assure également une fonction de freinage du déplacement.
Le vérin 14 représenté sur la figure 2 est à pression de fluide et alimenté par une conduite 38. Sa tige de piston 30 présente une oreille ou chape 40 traversée par l'axe 42 d'articulation de la biellette 26b. Ce vérin peut notamment être hydraulique et utiliser le fluide hydraulique à pression élevée disponible sur un avion. Il peut ainsi être de faible diamètre tout en fournissant une poussée élevée. L'extrémité de la tige 30 peut constituer le patin d'éjection arrière, car il n'est pas nécessaire que ce patin soit articulé sur la tige.
Du fait de la présence d'un module de freinage 22 susceptible d'être asservi, on peut admettre l'utilisation d'un actionneur dont la variation de poussée au cours de sa course n'est pas directement ajustable ou réglable, par exemple un actionneur à gaz de poudre.
Le module 22 comporte un boítier à rotule 44 destiné à le fixer sur la structure support. Dans ce boítier est monté, par une liaison universelle permettant un débattement angulaire limité dans tous les plans, un corps amortisseur et de guidage 46. La tige 20 est guidée par des alésages ménagés dans le fond du corps 46 et dans un obturateur 48. Le corps 46 et l'obturateur 48 définissent une chambre séparée en deux compartiments par un renflement 50 de la tige, formant piston. Les deux compartiments communiquent l'un avec l'autre par un organe d'étranglement 52 présentant une section de passage réglable par un organe de commande 54. Le circuit comprenant les deux compartiments, l'organe d'étranglement et les conduites qui les relient, constituent un dash pot. On connaít déjà des organes d'étranglement à réglage rapide de la section de passage, par exemple utilisant des éléments piézoélectriques.
Par action sur la perte de charge provoquée par l'organe d'étranglement 52, il est possible de régler la force de frottement fluide qui s'oppose à l'action du vérin 14. En général, c'est l'accélération donnée au missile que l'on souhaite contrôler, ou au moins limiter. Pour cela, l'organe de commande peut être prévu pour régler la section de passage en fonction des signaux reçus par des capteurs placés sur la tringlerie ou les patins. De tels capteurs peuvent notamment être placés aux emplacements indiqués par 56a, 56b et 56c sur la figure 2. Ces capteurs peuvent mesurer directement l'accélération ou, dans le cas des capteurs 56a et 56b, être constitués par des capteurs de force indiquant la pression appliquée sur le corps du missile.
Une constitution réelle possible du lance-missile est montrée sur la figure 3, où les organes déjà représentés sont encore désignés par le même numéro de référence. On voit que les biellettes 28a et 28b sont en forme de fourche, de façon à laisser la place nécessaire à la tige 20 et à présenter la rigidité requise. Les bielles 26a et 26b sont elles-mêmes de forme plate et présentent des chapes terminales de réception des axes 36a et 36b. Les patins 24 ont une forme courbe permettant un meilleur appui sur le corps du missile.
Le mode d'amortissement des efforts et les accélérations qui vient d'être décrit est susceptible d'être appliqué à des lance-missiles, ou plus généralement à des dispositifs d'éjection de charge, ayant une constitution différente de celle qui a été donnée à titre d'exemple.
Le lance missile qui vient d'être décrit présente une grande facilité d'adaptation aux différents porteurs et missiles. Le changement d'écartement des patins implique seulement le remplacement de la tige de transmission. Il existe une grande liberté quant à l'emplacement et l'orientation de l'actionneur.
Les éléments habituels d'un lance-missile, non décrits ici, sont donnés par exemple dans le document EP-A-0 192 579 auquel on pourra se reporter.

Claims (7)

  1. Lance-missile destiné à être monté sur un aéronef, comportant des moyens permettant d'écarter un missile (12) de l'aéronef et exerçant, sur le missile, une poussée tendant à l'amener à distance de l'aéronef, lesdits moyens ayant, sur une structure support (10) au moins deux patins (24) d'appui sur le missile (12), reliés à la structure support (10) chacun par une bielle (26a, 26b) articulée sur la structure de façon à constituer un pantographe et un actionneur unique (14) à déplacement linéaire relié aux bielles (26a, 26b) par des moyens constituant une tringlerie de commande simultanée des deux bielles dans un sens provoquant la poussée du missile (11) par les patins (24), caractérisé en ce que l'actionneur (14) est placé de façon à exercer une force qui est transversale à l'axe d'une tige (20) de transmission de mouvement d'une bielle (26a, 26b) à l'autre, et que la tige (20) traverse un module (22) de guidage ayant un boítier (44) fixé à la structure support (10) et un corps (46) de guidage de tige relié au boítier (44) par une liaison universelle.
  2. Lance-missile selon la revendication 1, caractérisé en ce que l'actionneur (14) agit directement sur un des patins (24) et agit sur l'autre patin par l'intermédiaire de la tige (20).
  3. Lance-missile selon l'une quelconque des revendications 1 et 2, caractérisé en ce qu'il comporte sur la tringlerie, des moyens de freinage (46, 48, 50, 52) exerçant une force réglable ou asservie, antagoniste à celle de l'actionneur (14).
  4. Lance-missile selon la revendication 3, caractérisé en ce que les moyens de freinage sont constitués par un dash-pot (46, 48, 50, 52) à organe d'étranglement (52) ayant une section de passage de fluide réglable.
  5. Lance-missile selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte un organe de commande (54) modifiant ladite section de passage en réponse à un signal fourni par un ou des capteurs(56a, 56b, 56c) de force ou d'accélération placé sur la tringlerie ou les patins (24).
  6. Lance-missile selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que chaque bielle (26a, 26b) est reliée à la structure support (10) par une biellette (28a, 28b) articulée sur la bielle en un point intermédiaire entre le patin (24) correspondant et un axe de liaison avec une tige (20) de transmission de mouvement d'une bielle (26a, 26b) à l'autre.
  7. Lance-missile selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisé en ce que l'actionneur (14) exerce une poussée dans le sens orthogonal à l'axe du missile (12).
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3039507B1 (fr) * 2015-07-29 2019-05-17 Alkan Dispositif de guidage pour ejecteur
FR3061478B1 (fr) * 2016-12-29 2019-05-17 Alkan Dispositif de largage d'une charge accrochee sous un aeronef comprenant deux ensembles d'embiellage montes en parallele

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4008645A (en) * 1974-03-22 1977-02-22 Herbert Donald H Aircraft supported launchable weapon release assembly
FR2578041B1 (fr) 1985-02-22 1987-05-07 Matra Lance-missile a patin d'ejection
US4679751A (en) * 1986-04-29 1987-07-14 Lockheed Corporation Weapon dispensing system for an aircraft
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